RU2493549C1 - Способ диагностики входного устройства силовой установки самолета - Google Patents

Способ диагностики входного устройства силовой установки самолета Download PDF

Info

Publication number
RU2493549C1
RU2493549C1 RU2012117516/06A RU2012117516A RU2493549C1 RU 2493549 C1 RU2493549 C1 RU 2493549C1 RU 2012117516/06 A RU2012117516/06 A RU 2012117516/06A RU 2012117516 A RU2012117516 A RU 2012117516A RU 2493549 C1 RU2493549 C1 RU 2493549C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wavelet coefficients
input device
surge
maximum values
standard deviations
Prior art date
Application number
RU2012117516/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Валерий Анатольевич Царёв
Original Assignee
Открытое Акционерное Общество "Авиационная Холдинговая Компания "Сухой"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое Акционерное Общество "Авиационная Холдинговая Компания "Сухой" filed Critical Открытое Акционерное Общество "Авиационная Холдинговая Компания "Сухой"
Priority to RU2012117516/06A priority Critical patent/RU2493549C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2493549C1 publication Critical patent/RU2493549C1/ru

Links

Images

Landscapes

  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

Изобретение относится к авиации и может быть применено для диагностики входных устройств силовых установок с использованием вейвлет-анализа. Способ заключается в регистрации физических параметров с помощью датчиков, преобразовании данных в вейвлет-коэффициенты и последующем анализе. Пульсации давления измеряют с помощью датчиков, установленных за входным устройством на входе в двигатель, по результатам измерений вычисляют вейвлет-коэффициенты различного уровня и среднеквадратичные отклонения (СКО) вейвлет-коэффициентов, сравнивают получаемые значения СКО с полученными во время предварительных летных испытаний их максимальными значениями, при достижении СКО максимальных значений делают вывод о приближающемся помиаже. Изобретение позволяет повысить надежность диагностики входных устройств как на дозвуковых так и на сверхзвуковых режимах полета при стационарном и нестационарном сигнале, выявлять локальные особенности сигналов. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Изобретение относится к авиации, точнее - к входным устройствам силовых установок летательных аппаратов.
Входное устройство современного сверхзвукового самолета представляет собой сложную систему, состоящую из воздухозаборника, каналов, подводящих воздух к двигателю, перепускных и противопомпажных створок, устройств слива пограничного слоя и сложной автоматики. От безотказной работы этой системы зависят как эффективность, так и надежность силовой установки в целом, что требует грамотной ее эксплуатации.
Нарушение устойчивой работы входного устройства, проявляющееся в виде колебаний давлений воздуха, получило название «помпаж» входного устройства. Частота колебаний давления воздуха в натурных воздухозаборниках составляет 2…3 Гц для тяжелых и 6…10 Гц для легких самолетов. Помпаж воздухозаборника наблюдается на сверхзвуковых и дозвуковых скоростях полета. Его интенсивность возрастает с увеличением числа М полета и может быть настолько значительной, что при этом нарушается устойчивая работа двигателя, возникают интенсивные вибрации конструкции. Помпаж воздухозаборника с большой амплитудой колебаний является недопустимым в эксплуатации режимом работы [1. Летные испытания специальных устройств и систем силовых установок самолетов и вертолетов. Под ред. Г.П. Долголенко, М.: Машиностроение, 1984, стр.13-14].
Помпаж воздухозаборника возникает практически мгновенно и важно умение его предупредить.
Известен параметрический способ диагностики входного устройства, в котором определяют фактические отклонения положения органов механизации воздухозаборника (конуса, панелей клина, створок перепуска и.т.д.) от нормируемого (программного) положения и по отклонениям судят о запасе устойчивой работы [1. Стр.54-55]. Его недостатком является невозможность учесть влияние всех факторов, которые проявляются в условиях полета при назначении программы регулирования и определения границ устойчивой работы воздухозаборника. Способ не определяет предвестника помпажа при взаимодействии нескольких неблагоприятных факторов (переменный режим, угол атаки, боковой ветер).
Известен способ диагностики входного устройства, в котором определятся критерий, согласно которому у лобовых осесимметричных воздухозаборников помпаж наступает при значении приведенного расхода воздуха во входном сечении q(λвх)n=0,5…0,6 [2. Ремеев Н.Х. Аэродинамика воздухозаборников сверхзвуковых самолетов, г.Жуковский. Издательский отдел ЦАГИ, 2002, стр.44-46]. Однако этот критерий для других воздухозаборников не работает.
Известен способ диагностики входного устройства, заключающиеся в регистрации пульсаций полного давления с последующей обработкой их путем спектрального Фурье-анализа [1. стр.10-12]. Недостатком этого способа является выявление лишь частотных характеристик без одновременного фиксирования их временных свойств. Этот способ справедлив только для анализа стационарных процессов.
Прототипом изобретения является способ диагностики работы двигателя, описанный в патенте RU №2154813. В этом способе измеряют изменение величины физических параметров во времени, преобразуют полученные данные в вейвлет-коэффициенты, а затем анализируют дисперсию и высшие корреляционные матрицы этих коэффициентов в разных масштабах и по их изменению судят о неисправности в работе двигателя.
Недостаток способа заключается в том, что он применим к компрессорам, турбинам ГТД, периодически работающих устройствам, в которых структура воздушного (для компрессоров) и газового (для турбин) потоков существенно отличаются от структуры воздушного потока во входных устройствах, в которых пограничный слой при взаимодействии со скачками уплотнения существенно влияет на характер течения воздушного потока.
Задачей изобретения является повышение надежности диагностики входного устройства силовой установки как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых режимах полета самолета и работы двигателя, а также анализ как стационарных, так и нестационарных случайных процессов изменения давления.
Задача решается с помощью способа диагностики входного устройства силовой установки, заключающегося в регистрации физических параметров с помощью датчиков, преобразовании полученных данных в вейвлет-коэффициенты и последующем анализе, отличающегося тем, что измеряют пульсации давления с помощью датчиков, установленных за входным устройством на входе в двигатель, результаты измерений регистрируют и по ним вычисляют вейвлет-коэффициенты различного уровня и среднеквадратичные отклонения (СКО) вычисленных вейвлет-коэффициентов, постоянно сравнивая получаемые значения среднеквадратичных отклонений с полученными во время предварительных летных испытаний их максимальными значениями, при достижении среднеквадратичными отклонениями этих максимальных значений делают вывод о приближающемся помпаже.
В ходе предварительных летных испытаний для определения максимальных значений среднеквадратичных отклонений вейвлет-коэффициентов режим работы входного устройства доводят до помпажа, измеряют пульсации давления с помощью упомянутых датчиков, вычисляют вейвлет-коэффициенты различного уровня и их среднеквадратичные отклонения, затем находят максимальные значения среднеквадратичных отклонений в период, предшествующий помпажу.
Предлагаемый способ позволяет своевременно обнаружить предвестники помпажа входного устройства силовой установки (примерно за 0,5÷4 сек до наступления помпажа), что недостижимо другими методами.
Изобретение поясняется чертежами. На фиг.1 показана зарегистрированная зависимость пульсаций давления воздуха от времени, включающая интервал возникновения помпажа воздухозаборника. На фиг.2 показана зависимость СКО пульсаций давления воздуха. На фиг.3 представлены СКО двух вейвлет-коэффициентов четвертого (С4 - сплошная линия) и пятого (С5 - пунктирная линия) уровня. На фигурах 1-3 при частоте опроса 4096 Гц одно деление на оси абсцисс соответствует ≈12.2 секундам. На фиг.4, 5 приведен пример определения вейвлет-коэффициентов при интервале, равном 4096 значений и шаге, равном 1024 значений, а именно: на фиг.4 показана зарегистрированная зависимость пульсаций давления, на фиг.5 - вычисленные СКО вейвлет-коэффициентов четвертого (С4 - сплошная линия) и пятого (С5 - пунктирная линия).
Общее пояснение: Теория вейвлетов [Смоленцев Н.К. «Основы теории вейвлетов. Вейвлеты в MATLAB» издание третье, переработанное и дополненное, издательство ДМК, Москва, 2008.] является альтернативой классическому анализу Фурье. В то же время она широко использует технику рядов Фурье и преобразования Фурье. Теория вейвлетов представляет собой более гибкую технику обработки сигналов и выявляет локальные особенности исходного сигнала. Она отличается от разложения в ряд Фурье выбором базисных функций: вместо cos(nx) или sin(nx) используется набор базисных функций, называемых вейвлетами. При разложении функции f(x) в ряд величина каждого коэффициента an, bn, при Фурье анализе, показывает, насколько значителен вклад гармоники в формирование сигнала f(x). При вейвлет-обработке исходный сигнал разлагается на низкочастотную и высокочастотную составляющую со своими коэффициентами. Это разложение 1-го уровня. Далее аналогичную процедуру применяют к полученным коэффициентам и получают коэффициенты 2-го уровня и.т.д., а затем обрабатывают и анализируют полученные коэффициенты. В результате исследований в ряде областей техники было обнаружено, что те или иные вейвлет-коэффициенты имеют диагностическую значимость в некоторых ситуациях.
Авторами предлагаемого способа экспериментально было установлено, что перед возникновением помпажа входного устройства силовой установки с ГТД увеличиваются среднеквадратичные отклонения (СКО) некоторых вейвлет-коэффициентов и достигают определенного максимального значения (см. фиг.3, где на графике представлено поведение СКО двух таких коэффициентов С4 и С5).
Предлагаемый способ заключается в следующем.
1. Предварительно дифференциальные датчики измерения пульсаций полного давления, например, типа ДМИ-Т (датчик малогабаритный индуктивный теплостойкий), устанавливают за входным устройством на входе в двигатель. В таких датчиках по одному из каналов давление подается в измерительную полость, а в другую полость датчика подается то же давление, сглаженное с помощью демпфера и ресивера. Таким образом, на мембрану датчика действует пульсационная составляющая давления.
2. В процессе полета с помощью этих датчиков измеряют значения пульсаций полного давления воздуха на входе в двигатель и регистрируют результаты измерений каким-либо накопителем. Измерения производят с дискретностью во времени - с частотой не менее 4096 Гц.
3. Исходные данные пошагово с назначенным интервалом преобразуют в вейвлет-коэффициенты различного уровня.
Для этого назначают один из интервалов обработки измеренных исходных данных, например, размером: 1024; 2048; 4096 значений, что при частоте регистрации 4096 Гц соответствует: 0,25; 0,5; 1,0 секундам. Затем назначают один из шагов обработки измеренных исходных данных размером: 64; 128; 256; 512; 1024; 2048; 4096 значений (см. пример на фиг.4, 5 для интервала в 4096 значений).
4. В конце каждого интервала вычисляют среднеквадратичные отклонения (СКО) полученных вейвлет-коэффициентов (см. фиг.5).
5. При достижении СКО вейвлет-коэффициентов максимального значения, известного из предыдущего опыта (предварительных летных испытаний), делают вывод о близком помпаже входного устройства.
Отметим, что ни сам исходный сигнал пульсаций давления, ни его СКО (фиг.1-2) не предвещают приближения к опасному режиму работы.
СКО каких именно вейвлет-коэффициентов имеют диагностическое значение, зависит от конструкции входного устройства (уровень вейвлет-коэффициента связан с характеристическими частотами конкретного устройства) и определяется экспериментально по результатам обработки измерений пульсаций давления во время летных испытаний.
Предварительные летные испытания для выявления того, СКО вейвлет-коэффициентов какого уровня повышаются перед помпажом, и для определения их максимальных значений проводят следующим образом.
Доводят режим работы входного устройства до помпажа, например, путем перемещения органа механизации воздухозаборника. При этом с помощью тех же описанных выше датчиков измеряют пульсации давления за входным устройством на входе в двигатель и регистрируют результаты измерений каким-либо накопителем. По результатам измерений вычисляют вейвлет-коэффициенты различного уровня и их СКО, затем находят те вейвлет-коэффициенты, СКО которых повышаются непосредственно перед помпажом, и максимальные значения их СКО в период, предшествующий помпажу.
Для реализации вычислительной части предлагаемого способа разработана серия программ в среде математической системы «MATLAB», различающих по значениям СКО вейвлет-коэффициентов устойчивый режим работы воздухозаборника от неустойчивого и позволяющих обнаружить предвестники помпажа. Приведенный на фиг.1, 2, 3 пример осуществления способа был получен в результате летных испытаний по определению границ устойчивой работы воздухозаборника. Изменение устойчивой работы, переход в неустойчивый режим работы вплоть до помпажа воздухозаборника при неизменном режиме работы двигателя и постоянном числе М полета достигалось увеличением пропускной способности путем увеличения площади горла воздухозаборника с помощью ручного управления панельно-шарнирным механизмом.
Как видно из фиг.1-2, процесс нестационарный. (Стационарный процесс характеризуется постоянным средним арифметическим значением и постоянным значением СКО). На фиг.3 в преддверии помпажа воздухозаборника при изменяющихся значениях СКО вейвлет-коэффициентов заметна общая тенденция к возрастанию СКО, которые примерно за 3.0÷3.5 секунды до помпажа достигают максимальных значений. Отметим, что ни сам исходный сигнал, ни его СКО (фиг.1-2) не предвещают приближения к опасному режиму работы.

Claims (2)

1. Способ диагностики входного устройства силовой установки, заключающийся в регистрации физических параметров с помощью датчиков, преобразовании полученных данных в вейвлет-коэффициеиты и последующем анализе, отличающийся тем, что измеряют пульсации давления с помощью датчиков, установленных за входным устройством на входе в двигатель, результаты измерений регистрируют и по ним вычисляют вейвлет-коэффициенты различного уровня и среднеквадратичные отклонения вычисленных вейвлет-коэффициентов, постоянно сравнивая получаемые значения среднеквадратичных отклонений с полученными во время предварительных летных испытаний их максимальными значениями, при достижении среднеквадратичными отклонениями этих максимальных значений делают вывод о приближающемся помпаже.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в ходе предварительных летных испытаний для определения максимальных значений среднеквадратичных отклонений вейвлет-коэффициентов режим работы входного устройства доводят до помпажа, измеряют пульсации давления с помощью упомянутых датчиков, вычисляют вейвлет-коэффициенты различного уровня и их среднеквадратичные отклонения, затем находят максимальные значения среднеквадратичных отклонений в период, предшествующий помпажу.
RU2012117516/06A 2012-04-28 2012-04-28 Способ диагностики входного устройства силовой установки самолета RU2493549C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012117516/06A RU2493549C1 (ru) 2012-04-28 2012-04-28 Способ диагностики входного устройства силовой установки самолета

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012117516/06A RU2493549C1 (ru) 2012-04-28 2012-04-28 Способ диагностики входного устройства силовой установки самолета

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2493549C1 true RU2493549C1 (ru) 2013-09-20

Family

ID=49183537

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012117516/06A RU2493549C1 (ru) 2012-04-28 2012-04-28 Способ диагностики входного устройства силовой установки самолета

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2493549C1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2542162C1 (ru) * 2014-02-24 2015-02-20 Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" Способ диагностики предаварийных режимов работы рдтт при огневых стендовых испытаниях
RU2638086C1 (ru) * 2016-06-07 2017-12-11 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) Способ измерения пульсаций сверхзвукового потока и устройство для его реализации (Варианты)
RU2654554C1 (ru) * 2017-08-14 2018-05-21 Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" Способ определения скорости горения заряда ракетного двигателя твердого топлива

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1651132A1 (ru) * 1989-05-24 1991-05-23 Киевский институт автоматики им.ХХУ съезда КПСС Способ контрол технического состо ни стационарного газотурбинного агрегата и устройство дл его осуществлени
RU2149438C1 (ru) * 1999-03-19 2000-05-20 Физический институт им. П.Н. Лебедева РАН Способ автоматического управления работой двигателя
RU2154813C1 (ru) * 1999-03-19 2000-08-20 Физический институт им. П.Н. Лебедева РАН Способ диагностики работы двигателя
RU2379645C2 (ru) * 2007-06-19 2010-01-20 Андрей Павлович Ушаков Способ диагностики технического состояния деталей, узлов и приводных агрегатов газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления
US20100313639A1 (en) * 2009-06-11 2010-12-16 Khibnik Alexander I Gas turbine engine debris monitoring arrangement
US20110138897A1 (en) * 2006-07-12 2011-06-16 Barton Hunter Snow Method for testing gas turbine engines

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1651132A1 (ru) * 1989-05-24 1991-05-23 Киевский институт автоматики им.ХХУ съезда КПСС Способ контрол технического состо ни стационарного газотурбинного агрегата и устройство дл его осуществлени
RU2149438C1 (ru) * 1999-03-19 2000-05-20 Физический институт им. П.Н. Лебедева РАН Способ автоматического управления работой двигателя
RU2154813C1 (ru) * 1999-03-19 2000-08-20 Физический институт им. П.Н. Лебедева РАН Способ диагностики работы двигателя
US20110138897A1 (en) * 2006-07-12 2011-06-16 Barton Hunter Snow Method for testing gas turbine engines
RU2379645C2 (ru) * 2007-06-19 2010-01-20 Андрей Павлович Ушаков Способ диагностики технического состояния деталей, узлов и приводных агрегатов газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления
US20100313639A1 (en) * 2009-06-11 2010-12-16 Khibnik Alexander I Gas turbine engine debris monitoring arrangement

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2542162C1 (ru) * 2014-02-24 2015-02-20 Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" Способ диагностики предаварийных режимов работы рдтт при огневых стендовых испытаниях
RU2638086C1 (ru) * 2016-06-07 2017-12-11 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) Способ измерения пульсаций сверхзвукового потока и устройство для его реализации (Варианты)
RU2654554C1 (ru) * 2017-08-14 2018-05-21 Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" Способ определения скорости горения заряда ракетного двигателя твердого топлива

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Muñoz et al. Wavelet transforms and pattern recognition on ultrasonic guides waves for frozen surface state diagnosis
Pardowitz et al. Rotating instability in an annular cascade: detailed analysis of the instationary flow phenomena
Paredes et al. Mechanism for frustum transition over blunt cones at hypersonic speeds
Catlett et al. Empirical modeling of pressure spectra in adverse pressure gradient turbulent boundary layers
Broatch et al. Dynamic mode decomposition of the acoustic field in radial compressors
Sheard et al. Stall warning in a low-speed axial fan by visualization of sound signals
Tapken et al. Radial mode breakdown of the ACAT1 fan broadband noise generation in the bypass duct using a sparse sensor array
Felli et al. A novel approach for the isolation of the sound and pseudo-sound contributions from near-field pressure fluctuation measurements: analysis of the hydroacoustic and hydrodynamic perturbation in a propeller-rudder system
Gompertz et al. Modification of transonic blowdown wind tunnel to produce oscillating freestream Mach number
Doherty et al. Impact of turbofan intake distortion on fan noise propagation and generation
De Fenza et al. Post-impact damage detection on a winglet structure realized in composite material
Zantopp et al. Computational and experimental study of intake ground vortices
RU2493549C1 (ru) Способ диагностики входного устройства силовой установки самолета
Tao et al. Experimental and numerical investigation of tip clearance noise of an axial fan using a Lattice Boltzmann method
Brauckmann et al. Computational and experimental unsteady pressures for alternate sls booster nose shapes
Ukeiley et al. On the near field pressure of a transonic axisymmetric jet
Ortun et al. In-plane airloads of a propeller with inflow angle: prediction vs. experiment
Burelle et al. Exploring the signature of distributed pressure measurements on non-slender delta wings during axial and vertical gusts
JP7140323B2 (ja) 観測装置、観測方法及びプログラム
Camussi et al. Wall pressure fluctuations induced by transonic boundary layers on a launcher model
CN107908592B (zh) 一种高超声速风洞背景噪声分频分析方法
Kopiev et al. Numerical and experimental study of JFI effect on swept wing
Okoronkwo et al. Aeroacoustic characterization of the 30P30N high-lift airfoil
Pinelli et al. A comprehensive numerical study of tone noise emissions in a multistage cold flow rig
RU2503940C1 (ru) Способ определения запаса устойчивости входного устройства газотурбинного двигателя